低压储能的升浮一体飞行器总体参数研究

2021-08-03李冠雄王靖宇王运涛

航空学报 2021年7期

李冠雄，王靖宇,*，王运涛

1.四川大学空天科学与工程学院，成都 610065 2.四川大学视觉合成图形图像技术国防重点学科实验室，成都 610065

临近空间飞行器由于其独特的优势近年来已受到广泛的关注[1-2]，升浮一体飞行器是综合利用静浮力与动升力的一种重于空气的新型临近空间飞行器[3-4]。升浮一体飞行器可有效利用浮空器和动升力飞行器的优点，避免二者缺点[5]。与高空飞艇及太阳能无人机相比，具有巡航速度高，抗风能力强，操纵性好，几何尺寸小等优势[6-7]。

自从1931年关于升浮一体飞行器的第1个专利半浮力飞行器[8]申请成功后，国内外学者针对升浮一体飞行器的概念方案和总体参数开展了大量研究。Haque等[9]概念设计了一种艇翼式混合飞艇，对该飞行器总体参数进行了初步选择，研究了飞行器重量分配，并对其气动外形进行了初步设计。Zhang等[10]提出一种采用太阳能电池和燃料电池混合供能的多囊体升浮一体飞行器方案，并对该飞行器总体参数进行优化。杨穆清等[11]对串列翼升浮一体飞行器的总体参数开展了敏感性分析，并认为燃料电池效率和能量密度对总体参数有重要影响。现有研究表明，由于升浮一体飞行器飞行高度高、驻空时间长且应具有足够的飞行速度，因此该种飞行器对能源系统提出很高的要求[12]。目前，升浮一体飞行器的能源方案主要是太阳能电池与储能电池相结合的供能方式，常规储能电池能量密度较低且循环次数有限，难以满足升浮一体飞行器的需求，而可再生氢氧燃料电池具有能量密度高、循环次数多等优势，是升浮一体飞行器最有发展前景的储能装置[13-14]。在可再生燃料电池系统中，参与反应的氢气和氧气的储气装置占据很大一部分重量，氢气和氧气的质量储气密度对燃料电池系统的能量密度有重要影响[15]。许多专家学者对氢气的存储方法进行了研究，Schmitt等[16]研究了玻璃微珠在氢气存储方面的应用；Cheng等[17]研究了采用碳纳米管存储氢气的方法；Rnnebro[18]利用Group II硼化氢作为储氢材料。尽管这些新方法解决了一些氢气储存的困难，但是要将这些方法应用在高空长航时飞行器上还很不现实。普通高压气态储氢是一种最为常用且技术要求低的存储方式，这种方法储气装置价格低廉，充放效率高，并且可以在常温中完成[19]。但其缺点是储气压力高，质量储氢密度低。近期研究的复合材料缠绕金属内衬储气罐，主要依靠铝材内壁密封气体，外部复合材料承受气体压力。气罐的储气压力可达到30～70 MPa，但是质量储氢密度仅能达到5%～10%[20]。

为提高燃料电池中氢气和氧气的质量储气密度，本文充分利用升浮一体飞行器机身的庞大体积，采用密封气囊分别储存供给燃料电池的氢气和氧气，降低储气压强，提高质量储气密度。本文提出气囊储气可再生燃料电池方案，并建立气囊储气可再生燃料电池和常规可再生燃料电池的参数计算模型，对采用不同储气方式的升浮一体飞行器总体参数进行深入研究。

1 总体方案

升浮一体飞行器既具有内部气囊等静升力部件，又具有机翼等动升力部件，在气动布局上与常规飞行器有很大区别[21]。机身气囊依靠巨大的体积产生静升力，机翼依靠与气流的相对运动产生动升力。升浮一体飞行器在低空，内部气囊具有足够的浮力，飞行器可以垂直起降；上升到一定高度后，浮力减小，飞行器利用机翼升力继续爬升直至预定高度，并保持长时间巡航，飞行任务剖面如图1所示。本文所研究的升浮一体飞行器采用双机身双机翼气动布局形式，如图2所示。

图1 升浮一体飞行器任务剖面

图2 升浮一体飞行器气动布局

本文研究的升浮一体飞行器采用太阳能电池和可再生燃料电池组合的能源系统，以一昼夜24 h 为能源循环周期。能源动力系统主要包括以下几个部分：太阳能电池、MPPT(最大功率点跟踪)控制器、可再生燃料电池、能源管理系统、电动机和螺旋桨。白天太阳能电池将光能转变成电能，一部分提供给动力系统、机载设备和有效载荷使用，另一部分通过电解水将能量存储在可再生燃料电池中供夜间使用，能源动力系统工作原理如图3所示。本文新型能源系统在升浮一体飞行器中的布置形式如图4所示。

图3 能源动力系统工作原理图

由图4可知，升浮一体飞行器机翼和机身上表面铺设柔性太阳能电池，太阳能电池面积由飞行器能源需求决定。本文采用的新型燃料电池系统主要由氢氧储存气囊、燃料输送管路及燃料电池电堆组成。燃料电池反应所需的氢气和氧气存储在体积较大的储气气囊中，夜间燃料电池工作时，氢气和氧气由相应的管路输送至电堆发生化学反应。为了避免储气气囊和副气囊之间的相互干涉并减小能源消耗带来的重心位置变化，储气气囊布置于机身中部靠近重心位置，通过固定索将储气气囊固定于机身内部。为了保持燃料储存气囊的形状不变，燃料电池完成放电后燃料储存气囊内仍存有足够的气体来维持气囊形状。

图4 新型能源系统布置形式

在升浮一体飞行器夜间巡航过程中，氢/氧参加反应逐渐消耗，由于氢/氧反应后生成的水仍然存储在飞行器内，所以运行过程中飞行器总重保持不变，始终等于静升力和动升力之和。但是由于参与反应的氢气和氧气重量不同，因此在氢/氧消耗过程中储气系统的重心位置会前移，从而导致全机重心位置发生变化，经计算可知，储气系统重量仅占全机总重的15.5%，因此燃料消耗带来的全机重心位置变化仅为机翼平均气动弦长的3.2%，可通过机身副气囊调节重心位置，保证飞行器受力平衡。

2 总体参数计算模型

2.1 太阳辐射模型

升浮一体飞行器在白天完全依靠太阳能为动力飞行，其设备和有效载荷消耗的能源也来自太阳能，白天多余的太阳能将存储在储能电池中供夜间使用，升浮一体飞行器所有能量均来自于太阳辐射，因此需首先分析太阳辐射模型[22]。

2.1.1 太阳角的计算

太阳照射向量和地球赤道面之间的角度δ称为太阳的赤纬角。在一年之中，赤纬角随着时间变化。根据库珀(Cooper)方程，可用式(1)计算：

(1)

式中:n为计算日期距离年第1天的天数。

太阳高度角为h，即地面某点与太阳中心的连线与该连线在地面投影的夹角，计算公式为

h=arcsin[sinφsinδ+cosφcosδcosω(t)]

(2)

式中:φ为地理纬度;t为一天中的时刻，单位为h;ω(t)为太阳时角，计算公式为

ω(t)=π-πt/12

(3)

2.1.2 太阳辐射的计算

忽略大气散射辐射和地面反射，太阳垂直辐射强度为

(4)

式中：I为太阳常量，I=1 367 W/m2；ε为地球偏心率，其值为0.017。

A=2π(n-4)/365

(5)

令太阳高度角h=0，那么计算日出时刻tr和日落时刻ts为

(6)

(7)

一天当中t时刻单位面积接收的太阳辐射功率为

Psolar(t)=I0sinh

(8)

通过积分可以得到一天当中单位面积接收太阳辐射总能量为

(9)

2.2 飞行器气动模型

升浮一体飞行器主要由机翼及机身2个气动部件组成，因此其气动力主要来自这2个气动部件，需对机翼和机身分别进行气动建模与分析。

机翼升力由式(10)计算：

(10)

式中：ρair为空气密度;V为飞行器巡航速度;CLW为机翼巡航升力系数;Swing为机翼面积。假设机翼升阻比为Kwing，则机翼阻力为

(11)

由于飞行器巡航条件下，机身迎角在0°附近，因此只考虑机身浮力和阻力，忽略机身动升力。机身浮力计算为

Lfuselage=ρairVfuselagegnfuselage

(12)

机身阻力计算为

(13)

式中：CDF为机身体积阻力系数；Vfuselage为机身体积；nfuselage为飞行器机身数量;g为重力加速度。

升浮一体飞行器巡航过程中需用功率Pflight表达式为

Pflight=(Dwing+Dfuselage)V

(14)

飞行器电机输入功率Pmotor的表达式为

Pmotor=Pflight/(ηmotorηpropeller)

(15)

式中：ηmotor为电机效率；ηpropeller为螺旋桨效率。

2.3 能量平衡模型

升浮一体飞行器能源动力系统以一昼夜24 h为能源循环周期，在一个周期内，能源分配如图5所示。

图5中横坐标为时间，由0点开始，到24点结束。t1为0点时刻，t4为24点时刻，tr为日出时刻，ts为日落时刻，t2及t3为飞行器需用功率和太阳能电池输出功率的平衡时刻。升浮一体飞行器在飞行过程中，t1～tr时间段内能量由燃料电池提供，tr～t2时间段内能量由燃料电池和太阳能电池共同提供，t2～t3时间段内能量由太阳能电池提供，同时富裕的太阳能存储在燃料电池中，t3～ts时间段同tr～t2时间段，ts～t4时间段同t1～tr时间段。

图5 能源分配示意图

2.3.1 燃料电池能量平衡

t1～tr及ts～t4时间段内飞行器能量全部由燃料电池提供，该时间段内即夜间燃料电池需要存储的能量为

Ebattery_night=(Pmotor+Ppayload)tnight/ηbattery

(16)

式中:tnight为一天当中的夜间时长;ηbattery为燃料电池转换效率;Ppayload为载荷功率。

tr～t2及t3～ts时间段内飞行器能量由燃料电池及太阳能电池共同提供，tr～t2时间段内，太阳能电池可提供能量为

(17)

式中:ηsolar为太阳能电池转换效率;Ssolar为太阳能电池铺设面积，表达式为

Ssolar=Swingηwing+Sfuselageηfuselageηcurnfuselage

(18)

式中:ηwing为机翼表面太阳能电池铺片率;ηfuselage为机身表面铺片率;ηcur为由机身曲率引起的损失率;Sfuselage为机身表面积。

由于tr～t2时间段内太阳能电池输出功率变化梯度较大，因此在该段时间内太阳能电池产生的能量首先存储在燃料电池中，再由燃料电池给电动机及设备供电，则白天燃料电池需要存储的能量为

Ebattery_day=2[(Pmotor+Ppayload)(t2-tr)-

Esolar_r2ηbattery]/ηbattery

(19)

一个能量循环周期内，燃料电池需要存储的能量为

Ebattery=Ebattery_day+Ebattery_night

(20)

2.3.2 太阳能电池能量平衡

t2～t3时间段内飞行器所需能量全部由太阳能电池提供，太阳能电池需提供给飞行器的能量为

Esolar_23=(Pmotor+Ppayload)(t3-t2)

(21)

一个循环周期内太阳能电池需提供的总能量为

Esolar_re=2Esolar_r2+Esolar_23+Ebattery

(22)

一个循环周期内太阳能电池可提供的总能量为

(23)

太阳能电池能量平衡方程为

Esolar_re=Esolar_pr

(24)

2.4 受力平衡模型

2.4.1 飞行器质量模型

1)电池质量

电池质量可由电池能量密度计算得到

mbattery=Ebattery/Dbattery

(25)

式中:Dbattery为电池能量密度。

2)太阳能电池质量

薄膜太阳能电池质量可由式(26)计算

msolar=SsolarAsolar

(26)

式中:Asolar为太阳能电池面密度。

3)机身质量

升浮一体飞行器机身结构类似于高空飞艇，其质量主要由氦气质量、外蒙皮质量、结构质量、副气囊质量及副气囊内空气质量组成。

机身采用半硬式结构，机身内外压差保持3%大气压强，机身内部氦气质量为

(27)

式中:VH和VO分别为燃料电池氢气和氧气存储装置的体积。

机身外蒙皮质量为

mskin=nfuselageSfuselage(1+kskin)Askin

(28)

式中:kskin外蒙皮搭接和缝合系数;Askin为外蒙皮面密度。

机身副气囊质量为

mballonet=nfuselageSfuselageηballonet(1+kballonet)Aballonet

(29)

式中:ηballonet为副气囊面积系数，即副气囊面积与外蒙皮面积比值;kballonet为副气囊搭接和缝合系数;Aballonet为副气囊面密度。

机身副气囊内空气质量为

mair=ηairVfuselageρairnfuselage

(30)

式中:ηair为副气囊内空气体积系数，即空气占机身体积比例。

机身结构质量为

mstructure=mskinηstructure

(31)

式中:ηstructure为机身结构质量系数。

由以上各部分质量可得机身总质量为

mfuselage=mHe+mskin+mballonet+mair+mstructure

(32)

4)机翼质量

在升浮一体飞行器概念方案设计阶段，机翼质量可用机翼面密度来进行估算：

mwing=SwingAwing

(33)

式中:Awing为机翼面密度。

5)尾翼质量

升浮一体飞行器尾翼质量估算参考半硬式飞艇尾翼质量估算方法：

mtail=ηtailmskin

(34)

式中:ηtail为飞行器尾翼质量系数，即尾翼质量占机身外蒙皮质量的比例。

6)动力系统质量

在概念方案设计阶段，引入动力系统功率密度的概念，即认为动力系统的质量与动力系统输出功率成正比，动力系统质量可由式(35)计算:

mpower=Pflightηpower/Dpower

(35)

式中:ηpower为动力系统使用裕度，即为动力系统最大功率与额定功率之间的比值;Dpower为动力系统功率密度。

7)线缆质量

在概念方案设计阶段，飞行器线缆质量由太阳能电池及燃料电池质量决定，由式(36)计算

mwire=(mbattery+msolar)ηwire

(36)

式中:ηwire为线缆质量系数。

8)能源管理系统质量

能源管理系统质量由太阳能电池最大输出功率决定，即以夏至日正午12时太阳能电池输出功率计算:

menergy=Psolar_max/Denergy

(37)

式中:Psolar_max为太阳能电池最大输出功率;Denergy为能源管理系统的功率密度。

9)飞行器总质量

升浮一体飞行器总质量由各分部件质量构成，计算为

maircraft=mbattery+msolar+mfuselage+mwing+mtail+

mpower+mwire+menergy+mpayload+mequipment

(38)

式中:mpayload为有效载荷质量;mequipment为机载设备质量。

2.4.2 受力平衡方程

以升浮一体飞行器巡航状态升力等于重力为基础，建立飞行器受力平衡方程为

Lwing+Lfuselage=maircraftg

(39)

Lwing/Lfuselage=kL

(40)

式中:kL为本文引入的一个新设计参数，表示飞行器动升力与浮力的比值，简称升浮系数。

2.5 总体参数方程

根据能量平衡模型和受力平衡模型，建立总体参数求解方程组为

(41)

式(41)中第1式和第2式为飞行器受力平衡方程，第3式和第4式为飞行器能量平衡方程，通过求解上述方程组可求出升浮一体飞行器总体参数。

3 能源系统模型

3.1 常规可再生燃料电池

常规可再生燃料电池采用高压气罐储存氢气及氧气，常规可再生燃料电池重量主要由氢气重量、氧气重量、氢气罐重量、氧气罐重量、电堆重量、水电解系统重量、环境控制系统重量和附件重量组成。

为了储存足够的能量供飞行器在夜间使用，全机共需要氢气质量为

mH=Ebattery/qH

(42)

式中:qH为氢气热值。

根据氢气与氧气化学反应方程式可知，燃料电池系统所需存储的氧气质量为

mO=8mH

(43)

假设氢气的质量储气密度为ηH，氧气的质量储气密度为ηO，则氢气罐和氧气罐的质量为

mH_tank=mH/ηH-mH

(44)

mO_tank=mO/ηO-mO

(45)

燃料电池电堆的质量由燃料电池的额定输出功率决定,则燃料电池电堆质量为

mstack=(Pmotor+Ppayload)/ρstack

(46)

式中:ρstack为燃料电池电堆的功率密度，单位为W/kg。

水电解系统包括电解器、氢/氧后处理单元等，总质量为

melec=Pelec/ρelec

(47)

式中:Pelec为水电解系统功率;ρelec水电解系统功率密度。

环境控制系统质量计算为

mevn=mstackηenv

(48)

式中:ηenv为燃料电池环境控制系统质量系数。

燃料电池附件包括循环泵、发电氢/氧处理器、水箱、电控系统等，附件总质量计算为

mancillary=mstackηancillary

(49)

式中:ηancillary为燃料电池附件质量系数。

燃料电池总质量为

mbattery=mH+mO+mH_tank+

mO_tank+mstack+melec+mevn+mancillary

(50)

3.2 气囊储气可再生燃料电池

为减轻氢气和氧气储气装置的重量，提高氢气和氧气的质量储气密度，充分利用升浮一体飞行器机身的体积空间，燃料电池所需的氢气和氧气分别储存在2个独立的气囊中，对所储存气体适当加压，气体压强由储气囊体材料的强度特性决定。可再生燃料电池重量主要由氢气重量、氧气重量、氢气储气囊重量、氧气储气囊重量、电堆重量、水电解系统重量、环境控制系统重量和附件重量组成。

其中，氢气、氧气、电堆、水电解系统、环境控制系统以及附件的质量计算方法与常规可再生燃料电池相同。升浮一体飞行器每个机身内布置1个独立的氢气囊和1个独立的氧气囊，每个机身内的氢气质量为mH/nfuselage。

假设单只氢气囊的半径为rH，则单只氢气囊的体积为

(51)

白天在太阳辐射下，氢气囊内氢气温度上升[23]，考虑氢气超热情况，氢气囊内氢气和机身外空气的理想气体状态方程为[24]

PH=ρHRH(Tair+ΔT)

(52)

Pair=ρairRairTair

(53)

式中:PH、ρH和RH分别为氢气的压强、密度和气体常数；Pair、ρair、Rair和Tair分别为外界空气的压强、密度、气体常数和温度；ΔT为超热条件下氢气和外界空气的温度差。

则联立式(52)和式(53)可得

(54)

由式(54)可以计算得到氢气囊内部压强为

(55)

氢气囊体材料单位长度所承受拉力为[25]

(56)

气囊要满足强度设计要求，即

σH=σs/ηs

(57)

式中:σs为囊体材料所能承受的最大拉应力，N/m;ηs为安全系数。

由式(55)～式(57)可以求出氢气囊半径rH。

储气囊由防护层、气密层和承力层组成，可满足高抗拉强度、高气密、轻质、耐久等要求，单只氢气囊质量可由式(58)计算：

(58)

式中:Agasbag为储气囊面密度，由于储气囊与机身外蒙皮相比具有更高的气密性和抗拉强度要求，因此本文计算中低压气囊面密度取值高于外蒙皮面密度；kgasbag为储气囊搭接和缝合系数。

参考以上方法，可得氧气囊半径为rO。

单只氧气囊质量为

(59)

单只氧气囊体积为

(60)

氢气囊和氧气囊总质量为

mgasbag=nfuselage(mH_gasbag+mO_gasbag)

(61)

为了避免氢气和氧气耗尽后由于储气囊体积发生变化而对机身内部压强造成影响，需要使氢气囊和氧气囊在燃料电池反应消耗气体后，仍保留足够的氢气和氧气保持气囊外形，由此计算氢气总质量为

(62)

同理计算氧气总质量为

(63)

储气气囊固定索质量为

mcable=ρcableLcable

(64)

式中:ρcable为固定索线密度;Lcable为固定索总长度。

气囊储气燃料电池系统总质量计算为

mbattery=mH_all+mO_all+mgasbag+mstack+melec+

mevn+mancillary+mcable

(65)

4 储气方式对能源系统的影响

研究表明，对于常规储氢罐，储气压力由气罐材料的抗拉强度决定，氢气的质量储氢密度和体积储氢密度都与储气压力直接相关，随着储气压力的提高，氢气的体积储氢密度提高，但是质量储氢密度降低[26]。抗拉强度为460 MPa的圆柱形不锈钢储气罐中质量储氢密度和体积储氢密度随储气压力的变化如图6所示。目前，为了提高体积储氢密度从而减小储氢罐体积，通常采用高压储气，储气压力达到30～70 MPa，由图6可知，在这样的高压储气条件下，质量储氢密度仅能达到7.2%～5.5%。若采用先进的复合材料缠绕金属内衬储气罐，质量储氢密度最高可达到10%[27-28]。

图6 质量储氢密度和体积储氢密度随储气压力的变化

采用气囊储气方案的主要作用是降低储气装置的储气压力，提高了氢气和氧气的质量储气密度。在相同的氢气和氧气储量条件下，低压气囊储气降低储气装置重量，从而提高了燃料电池能量密度。利用常规可再生燃料电池和气囊储气可再生燃料电池理论计算模型计算得到2种燃料电池参数如表1所示，其中，气囊储气可再生燃料电池计算中，储气囊所能承受的最大拉应力为1 000 N/m，储气囊面密度为400 g/m2，存储能量为1 489.7 kWh，满足升浮一体飞行器使用需求。

由表1可知，采用气囊储气方案后，氢气的存储压力由常规高压气罐的70.0 MPa降低至46.0 kPa，燃料电池质量储氢密度和质量储氧密度均明显提高，燃料电池能量密度提高33.8%，具有明显效果。

表1 燃料电池参数

与高压气罐储气方案相比，气囊储气方案需要考虑在太阳辐射条件下，储气囊内气体的超热问题，图7给出了在考虑超热情况下燃料电池系统参数随气囊内外温差的变化曲线。由图7可知，随着气囊温差的提高，燃料电池系统重量逐渐增加，能量密度逐渐降低。当温度差由0 K增加至40 K时，燃料电池系统重量增加了14.9%，能量密度降低了7.8%。由此可知，超热问题对气囊储气燃料电池性能有重要影响，但是气囊储气燃料电池能量密度仍然明显高于高压气罐储气的燃料电池。

图7 温度差对燃料电池系统参数的影响

采用普通高压气罐储气方式和采用低压气囊储气方式的燃料电池储能系统重量分布如图8所示。

由图8可知，采用气囊储存氢气和氧气后，氢气在燃料电池储气系统中所占比例提高了1.4%，氧气所占比例提高了11.1%。与高压气罐相比，低压气囊重量所占比例均有较大幅度下降，其中氢气囊所占比例下降了12.8%，氧气囊所占比例下降了6.9%。

图8 储能系统重量分布

由以上计算分析可知，储气方式对氢气/氧气的质量储气密度和燃料电池能量密度有较大影响，采用气囊储气的方案可使氢气/氧气的质量储气密度和燃料电池能量密度大幅度提升。并且，由于低压气囊储氢的压力明显降低，因此压缩气体所需要付出的能量代价大大减小，增压和降压设备的重量可有效降低；其次，燃料电池系统中储气装置和管路压力降低，可有效提高燃料电池系统的可靠性和循环寿命。

5 飞行器总体参数对比分析

在升浮一体飞行器总体参数计算模型中引入常规可再生燃料电池和气囊储气可再生燃料电池理论计算模块，计算采用不同能源系统的升浮一体飞行器总体参数，并进行对比分析。

5.1 质量储气密度对总体参数的影响

通过前文研究发现采用气囊储气最大的优势在于提高氢气/氧气的质量储气密度，本节主要研究质量储气密度对升浮一体飞行器总体参数的影响。首先给定升浮一体飞行器任务参数如表2所示。

表2 升浮一体飞行器任务参数

在以上任务条件下研究质量储氢密度和质量储氧密度发生变化时升浮一体飞行器的总体参数。氢气和氧气质量储气密度对升浮一体飞行器的总重、机翼面积及机身长度的影响如图9所示。

由图9可知，氢气及氧气的质量储气密度对升浮一体飞行器的总重、机翼面积及机身长度具有相似的影响规律，随着氢气及氧气的质量储气密度的提高，升浮一体飞行器的总重、机翼面积及机身长度均有减小的趋势，当质量储气密度较小时，其对总体参数的影响更为明显。

图9 质量储气密度对飞行器总体参数的影响

由以上计算研究可知，当氢气和氧气质量不变，氢气及氧气的质量储气密度提高会减小储气装置的重量，从而减小整个可再生燃料电池系统重量。当质量储气密度较高时，由于储气装置在整个飞行器总重中所占比例很小，因此质量储气密度对总体参数的影响较小。

5.2 相同任务条件下升浮一体飞行器的总体参数对比

本节主要研究采用常规燃料电池的升浮一体飞行器(飞行器A)和采用气囊储气燃料电池的升浮一体飞行器(飞行器B)的总体参数，飞行器A和B除了储能方式不同外其他构型及技术参数均相同。

在表2中给定的任务条件下，计算得到的升浮一体飞行器相应的总体参数如表3所示。

表3 相同任务条件下2种飞行器的参数对比

与采用常规燃料电池的升浮一体飞行器相比，采用气囊储气可再生燃料电池的升浮一体飞行器总重减小30%，机身长度减小11%，太阳能电池铺设面积减小26%，所需氦气重量减小36%。

升浮一体飞行器总重及长度的减小可降低飞行器对起降场地及停放机库的要求。目前薄膜太阳电池及氦气的价格较为昂贵[29]，采用气囊储气的燃料电池方案使太阳电池铺设面积和氦气质量有较大幅度减小，降低了升浮一体飞行器的制造和使用维护成本。

由以上计算分析可知，利用升浮一体飞行器的体积优势，采用低压气囊储存燃料电池所需的氢气和氧气，可以降低飞行器燃料电池系统重量，从而使升浮一体飞行器的总重、机身长度和机翼面积等总体参数明显减小，对提高飞行器的综合性能和降低成本有重要作用。

5.3 相同总重条件下升浮一体飞行器的总体参数对比

在飞行条件及其他技术参数不变的条件下，升浮一体飞行器采用常规气罐储气和采用气囊储气方式所能承载的有效载荷重量随总重的变化如图10所示。

图10 不同储能方式飞行器的有效载荷重量

由图10可知，在总重和载荷功率相同的情况下，采用气囊储气方式的升浮一体飞行器载荷能力比采用常规储气方式的升浮一体飞行器更强。在给定飞行器总重为6 698.0 kg，载荷功率为5 kW 条件下，2种飞行器的相关参数如表4所示，2种飞行器重量分布如图11所示。

表4中燃料电池存储能量为2 003.1 kWh，与表1中参数相比，燃料电池存储能量和功率需求增大，因此燃料电池能量密度略有变化。由表4可知，与飞行器A相比，飞行器B的有效载荷重量提高4.58倍，燃料电池系统重量降低了25%，燃料电池能量密度提高了34%。由图11可看出，飞行器A与飞行器B的重量分布中有效载荷和燃料电池系统重量占总重比例差异最大。与常规储气方式相比，采用气囊储气方式后，燃料电池系统重量在升浮一体飞行器总重中所占的比例由23.8%降低至17.8%，有效载荷重量在飞行器总重中所占的比例由1.5%提高至8.3%。